RU2141036C1

RU2141036C1 - Turbine of gas-turbine engine

Info

Publication number: RU2141036C1
Application number: RU98102641A
Authority: RU
Inventors: В.В. Иванов; В.А. Кузнецов
Original assignee: Открытое акционерное общество "Авиадвигатель"
Priority date: 1998-02-02
Filing date: 1998-02-02
Publication date: 1999-11-10

Abstract

FIELD: mechanical engineering; gas-turbine engine. SUBSTANCE: proposed turbine has main disks with cooled working blades and intermediate disks, including rim with axial projection. Channel is made in axial projection of rim opposite to each working blade. Generatrix of surface of channel peripheral part is arranged tangentially to generatrix of rim inner surface made in form of arc and is directed to engine blading side. EFFECT: enhanced reliability of turbine owing to prevention of contamination of rim of intermediate disk by cooling air. 2 dwg

Description

Изобретение относится к области турбиностроения. The invention relates to the field of turbine engineering.

Известна турбина газотурбинного двигателя, ротор которой содержит тепловой экран между дисками первой и второй ступеней, выполненный в виде одного промежуточного диска [1]. A known turbine of a gas turbine engine, the rotor of which contains a heat shield between the disks of the first and second stages, made in the form of one intermediate disk [1].

Недостатком данной конструкции является низкая надежность, обусловленная недостаточной прочностью теплового экрана. The disadvantage of this design is the low reliability due to the insufficient strength of the heat shield.

Известна двухступенчатая турбина высокого давления с основными и промежуточными дисками, ободная часть которого имеет сложную криволинейную форму. Воздух, идущий на охлаждение 2-ой рабочей лопатки, подается через канал между осевым выступом обода промежуточного диска и выступом основного диска [2] . Known two-stage high-pressure turbine with main and intermediate disks, the rim of which has a complex curved shape. The air going to the cooling of the second working blade is supplied through the channel between the axial protrusion of the rim of the intermediate disk and the protrusion of the main disk [2].

Однако, под действием центробежных сил загрязняющие частицы, которые несет с собой воздух, поступающий на охлаждение 2-ой рабочей лопатки, задерживаются и скапливаются в вогнутой части обода изнутри промежуточного диска. В результате этого наблюдается неравномерное охлаждение промежуточного диска, возникают термические напряжения, что ведет к трещинообразованию и поломке. However, under the action of centrifugal forces, the polluting particles carried by the air supplied to the cooling of the second working blade are delayed and accumulate in the concave part of the rim from the inside of the intermediate disk. As a result of this, uneven cooling of the intermediate disk is observed, thermal stresses arise, which leads to cracking and breakage.

Техническая задача, на решение которой направлено данное изобретение, заключается в повышении надежности работы турбины путем исключения загрязнения обода промежуточного диска охлаждающим воздухом. The technical problem to which this invention is directed, is to increase the reliability of the turbine by eliminating contamination of the rim of the intermediate disk with cooling air.

Данная задача решается за счет того, что в турбине газотурбинного двигателя, содержащей основные диски с охлаждаемыми рабочими лопатками и промежуточные диски, включающие обод с осевым выступом, согласно изобретению в осевом выступе обода напротив каждой рабочей лопатки выполнен канал, образующая поверхности периферийной части которого расположена тангенциально образующей внутренней поверхности обода, имеющей форму дуги окружности, и направлена в сторону проточной части двигателя. This problem is solved due to the fact that in the turbine of a gas turbine engine containing main disks with cooled working vanes and intermediate disks including a rim with an axial protrusion, according to the invention, a channel is formed in the axial protrusion of the rim opposite each working vanes, which forms the surface of the peripheral part of which is tangential forming the inner surface of the rim, having the shape of an arc of a circle, and is directed towards the flowing part of the engine.

Выполнение внутренней поверхности обода промежуточного диска с образующей, имеющей форму дуги окружности, и с наклонным каналом в осевом выступе обода позволяет загрязняющим частицам под действием центробежных сил, стремящимся отложиться на внутренней поверхности обода, "сливаться" в полость донышка пера рабочей лопатки и далее выбрасываться в проточную часть турбины. The implementation of the inner surface of the rim of the intermediate disk with a generatrix having the shape of an arc of a circle and with an inclined channel in the axial protrusion of the rim allows the contaminants under the action of centrifugal forces tending to settle on the inner surface of the rim to "merge" into the cavity of the bottom of the pen of the working blade and then be thrown into flow part of the turbine.

Выполнение канала напротив каждой рабочей лопатки, а также то, что образующая поверхности периферийной части канала расположена тангенциально образующей внутренней поверхности обода и направлена в сторону проточной части, позволяет скапливающимся частицам беспрепятственно проскакивать в проточную часть двигателя, не накапливаясь на промежуточном диске и не вызывая ухудшения равномерности охлаждения обода и его поломки, так как с наружной стороны обода через радиальный зазор перетекает высокотемпературный газ. The execution of the channel opposite each working blade, as well as the fact that the generatrix of the surface of the peripheral part of the channel is located tangentially forming the inner surface of the rim and is directed towards the flow part, allows the accumulating particles to slip freely into the flow part of the engine without accumulating on the intermediate disk and without causing deterioration of uniformity cooling of the rim and its breakdown, since high-temperature gas flows from the outer side of the rim through the radial clearance.

Изобретение иллюстрируется следующими фигурами. The invention is illustrated by the following figures.

На фиг. 1 показан продольный разрез турбины высокого давления высокотемпературного двигателя. На фиг.2 - элемент I заявляемой турбины в увеличенном виде. In FIG. 1 shows a longitudinal section through a high pressure turbine of a high temperature engine. Figure 2 - element I of the inventive turbine in an enlarged form.

Турбина 1 газотурбинного двигателя состоит из статора 2 и ротора 3, вращающегося относительно статора 2 на подшипнике 4. Ротор 3 включает в себя рабочее колесо I-ой ступени 5 и рабочее колесо II-ой ступени 6, состоящее из диска II-ой ступени 8. Междисковая полость 9 закрыта от попадания в нее горячего газа с помощью первого промежуточного диска 10 и второго промежуточного диска 11. Рабочая лопатка II-ой ступени 8 имеет внутреннюю охлаждаемую полость 12, которая на выходе соединена с проточной частью 13, а на входе - через донышко паза 14, полость 15, канал 16 во втором промежуточном диске 11 - с междисковой полостью 9. Канал 16 выполнен в осевом выступе 17 промежуточного диска 11. В статоре 2 закреплены сопловые лопатки 18, содержащие сотовый фланец 19. На промежуточном диске 11 выполнены лабиринтные гребешки 20, при этом фланец 19 и гребешки 20 образуют лабиринтное уплотнение, через радиальный зазор δ которого в направлении II-ой рабочей лопатки 8 перетекает высокотемпературный газ (с температурой до 1000^oC для двигателя Д-30Ф6 и ПС-90А).The turbine 1 of the gas turbine engine consists of a stator 2 and a rotor 3, rotating relative to the stator 2 on the bearing 4. The rotor 3 includes an impeller of the 1st stage 5 and an impeller of the 2nd stage 6, consisting of a disk of the 2nd stage 8. The interdisk cavity 9 is closed from the ingress of hot gas through the first intermediate disk 10 and the second intermediate disk 11. The working blade of the second stage 8 has an internal cooled cavity 12, which is connected to the flow part 13 at the outlet and through the bottom at the entrance groove 14, cavity 15, channel 16 in the second intermediate disk 11 with an interdisk cavity 9. The channel 16 is made in the axial protrusion 17 of the intermediate disk 11. In the stator 2 are fixed nozzle blades 18 containing a honeycomb flange 19. On the intermediate disk 11 there are labyrinth scallops 20, while the flange 19 and scallops 20 they form a labyrinth seal, through a radial clearance δ of which high-temperature gas flows (with a temperature of up to 1000 ^o C for the D-30F6 and PS-90A engines) in the direction of the II working blade 8.

Образующая внутренней поверхности обода 21 промежуточного диска 11 имеет форму дуги окружности. Образующая поверхности периферийной части канала 16 расположена тангенциально образующей внутренней поверхности обода 21 и направлена в сторону проточной части 13 турбины. The generatrix of the inner surface of the rim 21 of the intermediate disk 11 has the shape of a circular arc. The forming surface of the peripheral part of the channel 16 is located tangentially forming the inner surface of the rim 21 and is directed towards the flow part 13 of the turbine.

Данное устройство работает следующим образом. This device operates as follows.

Охлаждающий воздух из-за промежуточной ступени компрессора поступает в междисковую полость 9 для охлаждения промежуточных дисков 10, 11 и рабочего колеса II-ой ступени с рабочей лопаткой II-ой ступени 8. Охлаждающий воздух несет с собой загрязняющие частицы, которые могут "откладываться" на внутренней поверхности 21 промежуточного диска 11. The cooling air, due to the intermediate stage of the compressor, enters the interdisc cavity 9 for cooling the intermediate disks 10, 11 and the impeller of the second stage with the rotor blade of the second stage 8. The cooling air carries with it contaminants that can be “deposited” on the inner surface 21 of the intermediate disk 11.

Однако, под действием центробежных сил, действующих на частицы 22, последние через каналы 16 уходят в полость 15 и далее, через проточную часть 13 турбины. However, under the action of centrifugal forces acting on the particles 22, the latter go through the channels 16 into the cavity 15 and further through the turbine flow part 13.

Источники информации:
1. Патент США N 3356340, Н.кл. 416-119, 1967 г.Sources of information:
1. US patent N 3356340, N.CL. 416-119, 1967

2. Патент США N 5236302, F 01 D 5/06, F 01 D 11/00,1993 г. 2. US patent N 5236302, F 01 D 5/06, F 01 D 11 / 00.1993,

Claims

A turbine of a gas turbine engine, comprising main disks with cooled working blades and intermediate disks including a rim with an axial protrusion, characterized in that a channel is formed in the axial protrusion of the rim opposite each working blade, forming the surface of the peripheral part of which is tangentially forming the inner surface of the rim having the form arc of a circle, and is directed towards the flow part of the engine.